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一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
被引量：
5
1
作者
杨伟新
李彦
王平
《噪声与振动控制》
CSCD
2017年第5期214-218,共5页
在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法。该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片...
在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法。该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片的疲劳极限。应用该方法对某型发动机第5级轴流压气叶片进行疲劳试验,有效地获取该叶片的疲劳极限。
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关键词
振动与波
航空发动机叶片
逐级载荷加载法
疲劳试验方
法
疲劳极限
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职称材料
1Cr15Ni4Mo3N不锈钢表面显微硬度演化与疲劳性能研究
2
作者
吕源
易聪
+5 位作者
周留成
王凌峰
潘熙祥
王一凡
王岩
董蒙恩
《精密成形工程》
北大核心
2024年第12期189-197,共9页
目的研究1Cr15Ni4Mo3N高强不锈钢服役过程中表面硬度演化规律及其疲劳极限。方法采用疲劳拉伸试样,在应力比为0.1条件下对不锈钢开展0、2000、10^(4)、10^(5)、10^(6)、5×10^(6)、10^(7)次循环的疲劳试验,使用显微硬度计测试试件...
目的研究1Cr15Ni4Mo3N高强不锈钢服役过程中表面硬度演化规律及其疲劳极限。方法采用疲劳拉伸试样,在应力比为0.1条件下对不锈钢开展0、2000、10^(4)、10^(5)、10^(6)、5×10^(6)、10^(7)次循环的疲劳试验,使用显微硬度计测试试件表面显微硬度;采用逐级载荷加载法测试不锈钢疲劳极限并用统计学方法验证试验结果的可靠性;使用扫描电镜观察分析疲劳断口形貌特征。结果在0~10^(4)次循环下,硬度由433.39HV1提高至459.43HV1,当循环至10^(7)次时,硬度下降至326.11HV1,试验得到不锈钢疲劳极限为765.7 MPa。断口宏观形貌表明,裂纹源位于试件表面层,断面具备裂纹源区、扩展区、瞬断区3个典型疲劳特征,扩展区表面比较平整,微观下扩展区呈河流状花样向四周放射扩展,伴随有大量二次裂纹发生和少量二相粒子析出,有明显的疲劳辉纹。瞬断区相对粗糙,有大范围等轴韧窝,且韧窝内存在大量二相粒子析出。结论在疲劳加载过程中,低循环周期表现为循环硬化,高循环周期表现为循环软化。疲劳极限统计结果具有可靠性。在不锈钢塑性变形时,第二相粒子周围出现裂纹形成微孔并不断扩大聚集最终导致韧性断裂。
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关键词
显微硬度
逐级载荷加载法
疲劳损伤
疲劳极限
断口形貌
不锈钢
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职称材料
题名
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
被引量：
5
1
作者
杨伟新
李彦
王平
机构
中国湖南航空动力机械研究所航空发动机振动技术航空科技重点实验室
出处
《噪声与振动控制》
CSCD
2017年第5期214-218,共5页
文摘
在某型航空发动机叶片疲劳试验件数量严重不足的情况下,提出一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法-逐级载荷加载法。该方法先以一个相对较低的振动水平对叶片进行激励,然后逐级加大叶片的激励水平,直至叶片出现疲劳破坏,最后获取该叶片的疲劳极限。应用该方法对某型发动机第5级轴流压气叶片进行疲劳试验,有效地获取该叶片的疲劳极限。
关键词
振动与波
航空发动机叶片
逐级载荷加载法
疲劳试验方
法
疲劳极限
Keywords
vibration and wave
aero-engine blade
step-by-step loading method
fatigue test method
fatigue limit
分类号
TP206.3 [自动化与计算机技术—检测技术与自动化装置]
V23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
1Cr15Ni4Mo3N不锈钢表面显微硬度演化与疲劳性能研究
2
作者
吕源
易聪
周留成
王凌峰
潘熙祥
王一凡
王岩
董蒙恩
机构
西安科技大学机械工程学院
空军工程大学航空动力系统与等离子体技术全国重点实验室
出处
《精密成形工程》
北大核心
2024年第12期189-197,共9页
基金
国家科技重大专项(J2019-IV-0014-0082)。
文摘
目的研究1Cr15Ni4Mo3N高强不锈钢服役过程中表面硬度演化规律及其疲劳极限。方法采用疲劳拉伸试样,在应力比为0.1条件下对不锈钢开展0、2000、10^(4)、10^(5)、10^(6)、5×10^(6)、10^(7)次循环的疲劳试验,使用显微硬度计测试试件表面显微硬度;采用逐级载荷加载法测试不锈钢疲劳极限并用统计学方法验证试验结果的可靠性;使用扫描电镜观察分析疲劳断口形貌特征。结果在0~10^(4)次循环下,硬度由433.39HV1提高至459.43HV1,当循环至10^(7)次时,硬度下降至326.11HV1,试验得到不锈钢疲劳极限为765.7 MPa。断口宏观形貌表明,裂纹源位于试件表面层,断面具备裂纹源区、扩展区、瞬断区3个典型疲劳特征,扩展区表面比较平整,微观下扩展区呈河流状花样向四周放射扩展,伴随有大量二次裂纹发生和少量二相粒子析出,有明显的疲劳辉纹。瞬断区相对粗糙,有大范围等轴韧窝,且韧窝内存在大量二相粒子析出。结论在疲劳加载过程中,低循环周期表现为循环硬化,高循环周期表现为循环软化。疲劳极限统计结果具有可靠性。在不锈钢塑性变形时,第二相粒子周围出现裂纹形成微孔并不断扩大聚集最终导致韧性断裂。
关键词
显微硬度
逐级载荷加载法
疲劳损伤
疲劳极限
断口形貌
不锈钢
Keywords
microhardness
step-by-step loading method
fatigue damage
fatigue limit
fracture morphology
stainless steel
分类号
TG146.21 [金属学及工艺—金属材料]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
一种新的航空发动机叶片疲劳试验方法
杨伟新
李彦
王平
《噪声与振动控制》
CSCD
2017
5
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下载PDF
职称材料
2
1Cr15Ni4Mo3N不锈钢表面显微硬度演化与疲劳性能研究
吕源
易聪
周留成
王凌峰
潘熙祥
王一凡
王岩
董蒙恩
《精密成形工程》
北大核心
2024
0
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职称材料
已选择
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